Hal-hazırda, OAO NPO Molniya, "Hammer" tədqiqat və inkişaf etdirmə işi mövzusunda çox rejimli hipersonik pilotsuz uçuş aparatı hazırlayır. Bu İHA, birləşmiş ekranlı turbo-ramjet elektrik stansiyası olan hipersəssiz pilotsuz sürətləndirici təyyarə üçün texnologiyaların prototip nümayişçisi hesab olunur. Prototipin əsas texnologiyası, subsonik yanma kamerası və ekranlı hava alma cihazı olan bir ramjet mühərrikinin (ramjet) istifadəsidir.
Göstərici prototipinin hesablanmış və təcrübi parametrləri:
Bu AR-GE-nin arxa planı, perspektivli pilotsuz və ya insansız sürətləndirici təyyarənin aerodinamik görünüşünün təyin olunduğu ASC NPO Molniya tərəfindən hazırlanan çox rejimli səsdən sürətli pilotsuz uçuş aparatının (MSBLA) layihəsi idi. MSBLA -nın əsas texnologiyası, subsonik yanma kamerası və ekranlı hava qəbuledici qurğusu olan ramjet mühərrikinin (ramjet) istifadəsidir. MSBLA -nın dizayn parametrləri: seyr edən Mach nömrələri M = 1.8 … 4, uçuş hündürlüyü H -dən 20.000 m -ə qədər, uçuş çəkisi 1000 kq -a qədər.
TsAGI-nin SVS-2 stendində öyrənilən hava giriş planı, gövdəsi ("Şəkil A") və eni bərabər olan bir düzbucaqlı qalxanı ilə "eyni zamanda" edilən tətbiq olunan ventral paz qalxanının aşağı səmərəliliyini göstərdi. gövdə (Şəkil B).
Hər ikisi də artım əvəzinə hücum bucağında ümumi təzyiq ν və axın sürətinin bərpası əmsallarının təxmini sabitliyini təmin etdi.
Kh-90 raketində istifadə olunan tipli ön ekran MSBLA üçün uyğun olmadığından, sürətləndirici təyyarənin prototipi olaraq, 80-ci illərin əvvəllərində TsAGI-nin eksperimental tədqiqatları əsasında bir ventral qurmağa qərar verildi. test nəticələri ilə əldə edilən iki mərhələli mərkəzi gövdə ilə konfiqurasiyanı qoruyan ekran.
Xüsusi bir SVS-2 TsAGI stendi üzərində eksperimental tədqiqatların iki mərhələsi zamanı, dekabr 2008-Fevral 2009 və Mart 2010, ədədi axtarış işlərinin ara mərhələsi ilə, iki mərhələli konikli bir ekran hava qəbuledici qurğu (EHU) Fərqli hesablanmış nömrələri olan cisimlər hazırlanmışdır, bu da Mach -ın geniş bir sıra aralığında məqbul vuruş əldə etməsini mümkün edir.
Ekranın təsiri, M> 2.5 nömrəli Mach nömrələrində hücum açısının artması ilə axın sürətinin və bərpa əmsallarının artmasından ibarətdir. Hər iki xüsusiyyətin müsbət gradientinin böyüklüyü Mach sayının artması ilə artır.
EVZU ilk dəfə NPO Raduga tərəfindən hazırlanan X-90 hipersəsli eksperimental təyyarələrdə (NATO təsnifatına görə AS-19 Koala görə qanadlı raket) hazırlanmış və tətbiq edilmişdir.
Nəticədə, prototipin aerodinamik konfiqurasiyası, müəlliflərin EHU -nun daşıyıcı sistemə inteqrasiyası ilə çağırdıqları "hibrid" sxemə görə hazırlanmışdır.
Hibrid sxem həm "ördək" sxeminin (daşıyıcı səthlərin sayına və yerləşməsinə görə), həm də "kuyruksuz" sxemə (uzununa nəzarət növünə görə) malikdir. Tipik bir MSBLA trayektoriyasına yerüstü buraxılış qurğusundan buraxılış, bərk itələyici gücləndirici ilə səsdən sürətli ramjet buraxılış sürətinə qədər sürətləndirmə, müəyyən bir proqrama uyğun olaraq üfüqi seqmentli uçuş və yumşaq paraşüt enişi ilə aşağı subsonik sürətə əyləc daxildir..
Daha böyük bir yer təsiri və aerodinamik quruluşun α = 1.2 ° … 1.4 ° minimum sürüklənmə üçün optimallaşdırılması səbəbindən hibrid layout, əhəmiyyətli dərəcədə daha yüksək maksimum Mach sayı M ≈ 4.3 uçuşunu həyata keçirir. yüksəklik aralığı H = 11 … 21 km. "Ördək" və "quyruqsuz" sxemlər N = 11 km yüksəklikdə M = 3.72 … 3.74 sayının maksimum dəyərinə çatır. Bu vəziyyətdə, hibrid sxem, H ≈ 11 km yüksəklikdə M = 1.6 … 4.25 uçuş nömrələrinə malik olan minimum müqavimətdə və aşağı Mach ədədlərində dəyişiklik səbəbiylə kiçik bir qazanc əldə edir. Balans uçuşunun ən kiçik sahəsi "ördək" sxemində həyata keçirilir.
Cədvəl, tipik uçuş trayektoriyaları üçün hazırlanmış sxemlər üçün hesablanmış uçuş performans məlumatlarını göstərir.
MSBLA-nın bütün versiyaları üçün eyni səviyyəyə malik olan uçuş məsafələri, 1500-2000 km-ə qədər olan səsdən sürətli uçuş məsafəsi olan bir qədər artan nisbi kerosin yanacağı olan bir sürətləndirici təyyarə yaratmaq imkanını göstərdi. ev hava limanı. Eyni zamanda, aerodinamik sxem və ramjet mühərrikinin ekran hava qəbulunun dərin inteqrasiyasının nəticəsi olan inkişaf etmiş hibrid plan, maksimum uçuş sürəti və yüksəklik aralığında açıq bir üstünlük əldə etdi. maksimum sürətlər əldə edilir. Mach sayının və uçuş hündürlüyünün Nmax Mmax = 20.500 m-də Mmax = 4.3-ə çatan mütləq dəyərləri, hipersonik yüksək hündürlükdə gücləndirici təyyarələri olan təkrar istifadə edilə bilən aerokosmik sistemin Rusiyada mövcud texnologiyalar səviyyəsində mümkün olduğunu göstərir. birdəfəlik kosmos mərhələsi yerdən buraxılana nisbətən 6-8 dəfə çoxdur.
Bu aerodinamik nizam, yüksək səsdən sürətli uçuş sürətinə malik təkrar istifadə edilə bilən çox rejimli pilotsuz təyyarəni nəzərdən keçirmək üçün son seçim idi.
Konsepsiya və ümumi sxem
Kiçik ölçülü prototipi ilə müqayisədə, bir overclocking təyyarəsi üçün fərqli bir tələb, mövcud aerodromlardan bir təyyarəyə qalxma / enmə və M <1.8 ramjet mühərrikini işə salmağın Mach sayından daha az Mach nömrələrində uçmaq ehtiyacıdır. … 2. Bu, təyyarənin birləşdirilmiş elektrik qurğusunun növünü və tərkibini təyin edir - ramjet mühərriki və sonradan yanan (TRDF) olan turbojet mühərrikləri.
Bunun əsasında, yüngül sinifli nəqliyyat kosmik sistemi üçün sürətləndirici təyyarənin texniki görünüşü və ümumi planı, 200 km aşağı yer orbitinə təxminən 1000 kq tutumunda dizayn qabiliyyəti ilə formalaşdırıldı. RD-0124 oksigen-kerosin mühərrikinə əsaslanan iki mərhələli bir maye orbital mərhələnin çəki parametrlərinin qiymətləndirilməsi, sürətləndiricidən buraxılma şərtlərinə əsaslanaraq inteqrasiya itkiləri olan xarakterik sürət metodu ilə həyata keçirildi.
Birinci mərhələdə, RD-0124 mühərriki (boşluq itkisi 30.000 kq, xüsusi impuls 359 s) quraşdırılmışdır, lakin azaldılmış çərçivə diametri və yaxın kameraları və ya RD-0124M mühərriki (bazadan tək kameradan fərqlənir və daha böyük diametrli yeni bir burun); ikinci mərhələdə, RD-0124-dən bir kameralı bir mühərrik (7500 kq boşluq itkisi nəzərdə tutulur). Ümumi çəkisi 18,508 kq olan orbital mərhələnin alınan çəki hesabatına əsaslanaraq, konfiqurasiyası və onun əsasında - birləşdirilmiş elektrik stansiyası ilə 74.000 kq çəkisi olan hipersəs gücləndirici təyyarənin sxemi (KSU).
KSU -ya daxildir:
TRDF və ramjet mühərrikləri, hər birinin ayrıca quraşdırılmasına və xidmət göstərilməsinə imkan verən şaquli bir paketdə yerləşir. Nəqliyyat vasitəsinin bütün uzunluğu, maksimum ölçülü EVC və buna görə də itmə gücü olan bir ramjet mühərrikini yerləşdirmək üçün istifadə edilmişdir. Avtomobilin maksimum uçuş çəkisi 74 tondur, boş çəkisi 31 tondur.
Bölmə bir orbital mərhələni göstərir-çəkisi 18,5 ton olan iki mərhələli maye buraxıcı qurğu, 200 kq alçaq yer orbitinə 1000 kq-lıq bir raket buraxır. 3 TRDDF AL-31FM1 də görünür.
Bu ölçülü bir ramjet mühərrikinin eksperimental sınağının sürətləndirilməsi üçün turbojet mühərriki istifadə edərək birbaşa uçuş testlərində aparılacağı ehtimal olunur. Vahid hava alma sistemi hazırlayarkən əsas prinsiplər qəbul edildi:
Turbojet mühərriki və ramjet mühərriki üçün hava kanallarını hava girişinin səsdən sürətli hissəsinin arxasında ayırmaqla və EHU -nun səsdən sürətli hissəsini tənzimlənməyən konfiqurasiyalara çevirən sadə bir transformator qurğusu hazırlamaqla həyata keçirilir. kanallar arasında hava təchizatı. Kalkışda olan avtomobilin EVZU, turbojet mühərriki ilə işləyir, sürət M = 2, 0 olaraq təyin edildikdə, ramjet mühərrikinə keçir.
Yük bölməsi və əsas yanacaq çənləri EVCU transformatorunun arxasında yatay bir paketdə yerləşir. Saxlama tanklarının istifadəsi "isti" gövdə quruluşunun və "soyuq" istilik izolyasiya edilmiş tankların kerosinlə termal ayrılması üçün lazımdır. TRDF bölməsi, TRDF işləyərkən mühərrik burunlarını, bölmənin dizaynını və ramjet ucunun üst qapağını soyutmaq üçün axın kanallarına malik olan yük bölməsinin arxasında yerləşir.
Sürətləndirici təyyarənin EVZU transformatorunun işləmə prinsipi, kiçik bir dəyərin dəqiqliyi ilə cihazın hərəkət edən hissəsinə gələn axın tərəfdən qüvvə müqavimətini istisna edir. Bu, cihazın özünün və sürücüsünün çəkisini ənənəvi tənzimlənən düzbucaqlı hava girişləri ilə müqayisədə azaldaraq, hava alma sisteminin nisbi kütləsini minimuma endirməyə imkan verir. Ramjet mühərrikində, turbojet mühərrikinin işləməsi zamanı gövdə ətrafındakı axının fasiləsiz axını təmin edən qapalı bir boşaltma qurğusu var. Ramjet mühərrikinin iş rejiminə keçərkən boşaltma borusunu açarkən, üst qapaq turbo mühərrik bölməsinin alt hissəsini bağlayır. Açıq ramjet nozzisi, səsdən sürətli bir qarışdırıcıdır və yüksək Mach nömrələrində reallaşdırılan ramjet jetinin müəyyən dərəcədə genişlənməməsi ilə üst qanaddakı təzyiq qüvvələrinin uzunlamasına proyeksiyası səbəbiylə vuruşun artmasını təmin edir.
Prototiplə müqayisədə təyyarələrin qalxma / enmə ehtiyacı səbəbindən qanad konsollarının nisbi sahəsi əhəmiyyətli dərəcədə artmışdır. Qanad mexanizasiyasına yalnız liftlər daxildir. Kürələr yerə enərkən əyləc qapaqları kimi istifadə oluna bilən sükanlarla təchiz olunmuşdur. Subsonik uçuş sürətlərində fasiləsiz axını təmin etmək üçün ekranın əyilə bilən burnu var. Sürətləndirici təyyarənin eniş qurğusu dörd sütundan ibarətdir, hava girişinə kir və yad cisimlərin daxil olmasını istisna etmək üçün tərəflər boyunca yerləşdirilmişdir. Belə bir sxem, velosiped şassisinə bənzər şəkildə uçuşda "çömbəlməyə" imkan verən "Spiral" orbital təyyarə sisteminin analoqu olan EPOS məhsulu üzərində sınaqdan keçirildi.
Uçuş ağırlıqlarını, kütlə mərkəzinin mövqeyini və gücləndirici təyyarənin öz ətalət anlarını təyin etmək üçün CAD mühitində sadələşdirilmiş bərk model hazırlanmışdır.
Gücləndirici təyyarənin quruluşu, elektrik qurğusu və avadanlığı hər biri statistik bir parametrə görə (azalmış dərinin xüsusi çəkisi və s.) 28 elementə bölündü və həndəsi cəhətdən bənzər bir bərk elementlə modelləşdirildi. Gəminin gövdəsi və rulman səthlərinin inşası üçün MiG-25 / MiG-31 təyyarələri üçün ağırlıqlı statistika istifadə edilmişdir. AL-31F M1 mühərrikinin kütləsi "həqiqətdən sonra" alınır. Kerosin doldurmanın fərqli faizləri, yanacaq çənlərinin daxili boşluqlarının kəsilmiş bərk hallı "tökmələri" ilə modelləşdirilmişdir.
Orbital mərhələnin sadələşdirilmiş bərk hal modeli də hazırlanmışdır. Struktur elementlərin kütlələri I blok (Soyuz-2 buraxılış raketinin üçüncü mərhələsi və perspektivli Angara buraxılış raketinin üçüncü mərhələsi) məlumatları əsasında götürülmüşdür. kütləvi yanacaqdan asılı olaraq sabit və dəyişən komponentlərin ayrılması.
İnkişaf etmiş təyyarənin aerodinamik nəticələrinin bəzi xüsusiyyətləri:
Sürətləndirici təyyarələrdə, uçuş məsafəsini artırmaq üçün, ramjet üçün konfiqurasiya edərkən sürüşmə rejimi istifadə olunur, lakin ona yanacaq verilmir. Bu rejimdə, ramjet mühərriki EHU kanalında axını təmin edən axın sahəsinə söndürüldükdə həllini azaldan bir kanal qurğusu istifadə olunur, belə ki kanalın subsonik diffuzorunun itməsi baş verir. burun müqavimətinə bərabərdir:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Sadə sözlə, tənzimləmə cihazının işləmə prinsipi SVS-2 TsAGI tipli hava-hava sınaq qurğularında istifadə olunur. Podsobranny nozzle-drenaj, öz alt müqavimətini yaratmağa başlayan TRDF bölməsinin alt hissəsini açır, lakin hava giriş kanalında səsdən sürətli axını olan söndürülmüş ramjetin müqavimətindən azdır. SVS-2 TsAGI qurğusundakı EVCU testlərində, Mach sayı M = 1.3 olan hava girişinin sabit işləməsi göstərildi, buna görə də EVCU olaraq drenaj nozzle istifadə edərək planlaşdırma rejiminin boğulduğunu iddia etmək olar. 1.3 ≤ M ≤ Mmax aralığı təsdiqlənə bilər.
Uçuş performansı və tipik uçuş yolu
Gücləndirici təyyarənin vəzifəsi, orbitdə, orbitdə, orbitdə maksimum yük kütləsinin şərtlərinə cavab verən yüksəklikdə, uçuş sürətində və traektoriya bucağında yer açmaqdır. Hammer layihəsi ilə bağlı araşdırmaların ilkin mərhələsində vəzifə, yüksələn budağında traektoriya bucağının böyük müsbət dəyərlərini yaratmaq üçün "sürüşmə" manevrindən istifadə edərkən bu təyyarənin maksimum yüksəkliyinə və uçuş sürətinə nail olmaqdır. Bu vəziyyətdə, sərnişin kütləsində müvafiq bir azalma üçün mərhələni ayırarkən sürət başını minimuma endirmək və açıq vəziyyətdə yük bölməsindəki yükləri azaltmaq üçün şərt qoyulur.
Mühərriklərin istismarı ilə bağlı ilkin məlumatlar, AL-31F M1 mühərrikinin dəzgah məlumatlarına uyğun olaraq düzəldilmiş AL-31F-in uçuş dartması və iqtisadi xüsusiyyətləri, habelə nisbətdə yenidən hesablanmış ramjet mühərrikinin prototipinin xüsusiyyətləri idi. yanma kamerası və ekran bucağı.
Şəkildə birləşdirilmiş elektrik stansiyasının müxtəlif iş rejimlərində hipersəsli sürətləndirici təyyarənin üfüqi sabit uçuş sahələrini göstərir.
Hər bir zona, "Hammer" layihəsinin sürətləndiricisinin müvafiq hissəsindəki avtomobilin uçuş kütləsi traektoriyasının hissələri boyunca orta kütlələr üçün hesablanır. Gücləndirici təyyarənin Mach sayının maksimum M = 4.21 uçuşa çatdığını görmək mümkündür; turbojet mühərriklərində uçarkən Mach sayı M = 2.23 ilə məhdudlaşır. Qeyd etmək vacibdir ki, qrafik, sürətləndirici təyyarələr üçün lazım olan ramjet gücünü təmin etmək üçün ehtiyac duyduğunu göstərir ki, bu da prototip ekranlı hava qəbuledici qurğunun üzərində işləyərkən əldə edilmiş və müəyyən edilmişdir. Qalxma V = 360 m / s sürətlə aparılır - qanad və ekranın daşıyıcı xüsusiyyətləri, uçuş və eniş mexanizasiyasından istifadə etmədən və liftlərin uçması ilə kifayətlənir. H = 10.700 m üfüqi hissəyə optimal dırmaşmadan sonra, gücləndirici təyyarə M = 0.9 subsonik Mach nömrəsindən yüksək səsə çatır, kombinə edilmiş hərəkət sistemi M = 2 -də dəyişir və M = 2.46 -da Vopt -a ilkin sürətlənir. Bir ramjetə qalxma prosesində, gücləndirici təyyarə ev aerodromuna dönür və Mach sayı M = 3.73 olan H0pik = 20.000 m yüksəkliyə çatır.
Bu yüksəklikdə, orbital mərhələni başlatmaq üçün maksimum uçuş hündürlüyünə və traektoriya bucağına çatdıqdan sonra dinamik manevr başlayır. Yüngül bir meylli dalış M = 3.9 sürətlənmə ilə həyata keçirilir və sonra "sürüşmə" manevr edilir. Ramjet mühərriki işini H ≈ 25000 m yüksəklikdə bitirir və sonrakı yüksəliş gücləndiricinin kinetik enerjisi səbəbindən baş verir. Orbital mərhələnin başlaması, traektoriyanın Npusk = 44.049 m yüksəklikdə, Mach nömrəsi M = 2.05 və traektoriya bucağı θ = 45 ° olan yüksələn qolunda baş verir. Gücləndirici təyyarə "təpədə" Hmax = 55.871 m yüksəkliyə çatır. Trayektoriyanın enən qolunda, Mach nömrəsi M = 1.3 -ə çatdıqda, ramjet hava girişinin dalğalanmasını aradan qaldırmaq üçün ramjet mühərriki → turbojet mühərriki dəyişdirilir..
Turbojet mühərrikinin konfiqurasiyasında, gücləndirici təyyarə sürüşmə yoluna girmədən əvvəl planlaşdırır, Ggzt = 1000 kq -da yanacaq tədarükü var.
Normal rejimdə, ramjetin açıldığı andan etibarən bütün uçuş sürüşmə məsafəsi üçün marjı olan mühərriklərdən istifadə edilmədən baş verir.
Addım hərəkətinin açısal parametrlərindəki dəyişiklik bu şəkildə göstərilmişdir.
V = 3 291 m / s sürətlə H = 114 878 m yüksəklikdə H = 200 km dairəvi orbitə vurulduqda, birinci alt mərhələnin sürətləndiricisi ayrılır. H = 200 km orbitdə yükü olan ikinci alt mərhələnin kütləsi 1504 kq-dır, bunun da yükü mpg = 767 kq-dır.
Hammer layihəsi hipersəsli sürətləndirici təyyarələrin tətbiq sxemi və uçuş yolu, DARPA hökumət şöbəsinin dəstəyi ilə yaradılan Amerikanın "universitet" layihəsi RASCAL ilə bənzərliyə malikdir.
Molot və RASCAL layihələrinin bir xüsusiyyəti, aşağı sürətli başlıqlarda Npusk ≈ 50,000 m yüksək orbital mərhələnin yüksək buraxılış yüksəkliklərinə passiv çıxışı olan "sürüşmə" tipli dinamik manevrdən istifadə etməkdir; Molot üçün q launch = 24 kq / m2. Başlama hündürlüyü, cazibə itkilərini və bahalı birdəfəlik orbital mərhələnin uçuş müddətini, yəni ümumi kütləsini azaltmağa imkan verir. Kiçik yüksək sürətli fırlatma başlıqları, ultralight sinif sistemləri (mpгН200 <1000 kq) üçün vacib olan faydalı yükün sərbəst buraxılma kütləsini minimuma endirmək və ya hətta bəzi hallarda imtina etmək imkanı verir.
Hammer layihə gücləndirici təyyarəsinin RASCAL -dan üstün üstünlüyü, istismar xərclərini asanlaşdıran və azaldan və istifadə olunmayan aviasiya təkrar istifadə edilə bilən kriogen tanklarının texnologiyasını istisna edən göyərtədə maye oksigen tədarükünün olmamasıdır. Ramjet mühərrikinin işləmə rejimində çəki-çəki nisbəti, Molot boosterə "işçilərin" "sürüşmə" nin yüksələn budağına 45 ° -lik traektoriya açılarının orbital mərhələsi üçün çatmağa imkan verir. sürətləndirici, orbital mərhələsini yalnız başlanğıc traektoriyası bucağı ilə təmin edir θ buraxılış ≈ 20 °, addım dönmə manevrinə görə sonrakı itkilərlə.
Xüsusi daşıma qabiliyyəti baxımından Molot hipersonik pilotsuz sürətləndiricisi olan aerokosmik sistemi RASCAL sistemindən üstündür: (mпгН500 / mvzl) çəkic = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) raskal = 0.25%
Beləliklə, yerli aerokosmik sənayesi tərəfindən inkişaf etdirilən və mənimsənilən subsonik yanma kamerası olan (Hammer layihəsinin "açarı") olan ramjet mühərrikinin texnologiyası, hipersonik olaraq TRDF hava qəbul sisteminə oksigen vurmaq üçün perspektivli Amerika texnologiyası MIPCC -ni üstələyir. gücləndirici təyyarə.
74,000 kq ağırlığında hipersonik pilotsuz sürətləndirici təyyarə aerodromdan havaya qalxır, sürətlənir, H = 20,000 m yüksəkliyə və M = 3.73 aralığına qalxaraq optimallaşdırılmış trayektoriya boyunca dırmaşır, dinamik "sürüşmə" manevri M = 3.9 -a qədər bir dalğıcda dalğıcda ara sürətləndirmə. Trayektoriyanın H = 44,047 m-də yüksələn qolunda, M-2, RD-0124 mühərriki əsasında hazırlanan, kütləsi 18,508 kq olan iki mərhələli orbital mərhələ ayrılır.
Sürüşmə rejimində "sürüşmə" Hmax = 55 871 m keçdikdən sonra, gücləndirici 1000 kq zəmanətli yanacaq tədarükü və 36 579 kq enmə çəkisi ilə hava limanına uçur. Orbital mərhələ, kütləsi mpg = 767 kq olan bir yükü H = 200 km, H = 500 km mpg = 686 kq olan dairəvi orbitə daxil edir.
İstinad.
1. "Molniya" NPO -nun laboratoriya sınaq bazasına aşağıdakı laboratoriya kompleksləri daxildir:
2. Bu, HEXAFLY-INT yüksək sürətli mülki təyyarə layihəsidir
Ən böyük beynəlxalq əməkdaşlıq layihələrindən biridir. Avropanın aparıcı (ESA, ONERA, DLR, CIRA və s.), Rus (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) və Avstraliya (Sidney Universiteti və s.) Təşkilatlarını əhatə edir.
3. Rostec, "Buran" kosmik gəmisini hazırlayan şirkətin iflas etməsinə icazə vermədi.
Qeyd: Yazının əvvəlindəki 3-D modelinin "Hammer" araşdırma və inkişaf etdirmə ilə heç bir əlaqəsi yoxdur.
